惑星飛行探査に向けた機体展開・運動制御融合型航空機の開発

开发结合部署和运动控制的飞机用于行星飞行探索

基本信息

批准号：
15J12217
负责人：
藤田昂志
金额：
$ 2.58万
依托单位：
Tohoku University (2017)Japan Aerospace EXploration Agency (2015-2016)
依托单位国家：
日本
项目类别：
Grant-in-Aid for JSPS Fellows
财政年份：
2015
资助国家：
日本
起止时间：
2015-04-24 至 2018-03-31
项目状态：
已结题

项目摘要

今年度は，本研究のアクチュエータとして有望である誘電エラストマについて，より詳しく研究した．火星飛行機のような無人航空機に対する誘電エラストマアクチュエータの適用可能性を検討するため，誘電エラストマアクチュエータを用いて舵を駆動可能な風洞模型を製作し，風洞気流中で動作させた．翼には舵面を設けており，ヒンジで接続した．舵面はリンケージを介して誘電エラストマアクチュエータに接続した．誘電エラストマアクチュエータは有限会社Witsの標準品を用いた．これは外形80mm、内径50mmのドーナッツ状のダイアフラム型誘電エラストマアクチュエータで，誘電エラストマの質量は0.1gである．誘電エラストマアクチュエータの電極には，高電圧電源から電圧を印加できるようにした．本試験では，迎角，印加電圧，気流流速の3種類を変化させ，舵角を計測した．迎角は-10度から10度までとした．印加電圧は3.2kVから3.7kVまでの値とし，約3秒ごとにON/OFFを繰り返して矩形波を入力した．気流流速は0，10，15m/sの3条件で実施した．舵角はスパン方向から撮影した画像から算出した．実験の結果，通風状態であっても電圧を印加することによって舵角が変化していることが確認できた．ただし一方で，同じ印加電圧のON/OFFを繰り返しているのにもかかわらず，舵角値が毎回1度程度ずれてしまっていた．しかしこれは，画像解析による舵角算出の問題の可能性が考えられ，本質的な問題ではない．従って，誘電エラストマの無人飛行機への搭載の有効性を確認することができたといえる．本研究が最終的に目指す機体展開・運動制御融合型航空機の実現に向け，その前段階となる基礎部分について，より深く研究を発展させることができた．

今年，我们对介电弹性体进行了更详细的研究，介电弹性体有望作为本研究的执行器。为了研究介电弹性体执行器在火星飞机等无人机中的适用性，我们构建了一个可以使用介电弹性体执行器驱动方向舵的风洞模型，并在风洞气流中进行操作。机翼配备有控制面，通过铰链连接。控制表面通过连杆连接到介电弹性体致动器。所使用的介电弹性体致动器是Wits Ltd制造的标准产品。这是外径80mm、内径50mm的环形隔膜型介电弹性体致动器，介电弹性体的质量为0.1g。可以将电压从高压电源施加到介电弹性体致动器的电极。在该测试中，在改变攻角、施加电压和气流速度三种类型的情况下测量转向角。攻角设置为-10度到10度。施加的电压在3.2kV至3.7kV之间，通过每3秒重复ON/OFF来输入方波。空气流速在0、10和15 m/s三种条件下进行。转向角是根据从跨度方向拍摄的图像计算的。实验结果证实，即使在通风条件下，通过施加电压也可以改变转向角。然而，另一方面，即使重复打开和关闭相同的施加电压，转向角值每次也会偏移约1度。然而，这可能是通过图像分析计算转向角时的问题，而不是本质问题。因此，可以说，在无人机上安装介电弹性体的有效性已经得到证实。我们能够进一步深化对基础知识的研究，这是实现本研究最终目标（即结合飞机部署和运动控制的飞机）的第一步。